CN112820995A

CN112820995A - 一种面向软件定义卫星的能源集成系统

Info

Publication number: CN112820995A
Application number: CN202011585629.9A
Authority: CN
Inventors: 乔鹏; 赵军锁; 范永庆; 夏玉立; 耿世松
Original assignee: Institute of Software of CAS
Current assignee: Institute of Software of CAS
Priority date: 2020-12-28
Filing date: 2020-12-28
Publication date: 2021-05-18
Anticipated expiration: 2040-12-28
Also published as: CN112820995B

Abstract

本发明提供了一种面向软件定义卫星的能源集成系统，包括基板和壳体；壳体设置有个开口，基板用于封堵开口；基板的一个平面上设置有多个电池插槽；电池插槽的深度方向与基板的厚度方向相同；电池插槽内设置有正极和负极，多个电池插槽之间电连接；电池插槽朝向壳体的内部。本发明的面向软件定义卫星的能源集成系统，将电池插槽在基板上沿基板的厚度方向设置，极大地压缩了电池对软件定义卫星内部空间的占用，释放了软件定义卫星的安装空间和装载容量；而全部电池插槽之间电连接的结构设计，包括电池插槽之间的串联或者并联，使得软件定义卫星可根据实际需要装入或者卸下合理的电池数量，极大地增强了电源的扩展灵活性。

Description

一种面向软件定义卫星的能源集成系统

技术领域

本发明涉及人造卫星技术领域。具体而言，涉及一种面向软件定义卫星的能源集成系统。

背景技术

目前，卫星、空间站、飞船等空间飞行器主要使用电池组作为储能电源，确保空间飞行器的能源供应。

在现有技术中，电池组一般采用框架结构或者套筒结构安装在飞行器内。具体而言是将做好绝缘处理的多个单体电池分别固定放置在框架、立式套筒或者卧式套筒中，然后再将框架或者套筒安装在飞行器的内壁。

上述飞行器电池组的结构形式和安装方式具有稳定性高、散热性好的优点。然而，由于框架本体和套筒结构的原因，电池组在安装后势必占用飞行器内部较大的安装空间，并且，框架和套筒通常以一个整体结构夹持、装载多个单体电池，无法根据需要在框架或套筒中灵活地装入单体电池，也不便于单独卸下多余的单体电池。

发明内容

本发明的目的在于提供一种面向软件定义卫星的能源集成系统，其能够解决上述技术问题。

本发明是这样实现的：

一种面向软件定义卫星的能源集成系统，其包括基板和壳体；所述壳体设置有个开口，所述基板用于封堵所述开口；所述基板的一个平面上设置有多个电池插槽；所述电池插槽的深度方向与所述基板的厚度方向相同；所述电池插槽内设置有正极和负极，多个所述电池插槽之间电连接；所述电池插槽朝向所述壳体的内部。

上述面向软件定义卫星的能源集成系统中的电池插槽用于插入并固定单体电池，而电池插槽内的正极和负极用于形成回路，将电池的能量向飞行器的用电元件供应。在安装电池组后，由于电池插槽的深度方向与基板的厚度方向相同，所以单体电池相当于放置在基板中，或者稍微凸出在基板的表面，这样的结构布局能够大大减少电池组对飞行器内部空间的占用，尽可能多地释放飞行器的安装空间和装载容量。另外，多个电池插槽可以设置为全部串联，也可以设置为全部并联，还可以设置成多个插槽组，组内的电池插槽串联，而不同插槽组之间并联，飞行器可以根据用电场合的需要而放置一个、两个、三个或者更多个单体电池，直至全部电池插槽均放入单体电池，极大地增强了电源的扩展灵活性。

进一步地，多个所述电池插槽分成多个插槽组；任一个所述插槽组中的全部所述电池插槽之间串联，多个所述插槽组之间并联。其技术效果在于：多个电池插槽串联的设计，在放入单体电池后可增加电路的电压，而插槽组之间并联的设计实现了单体电池电流的叠加。

进一步地，所述电池插槽内位于所述负极的一侧设置有弹性件，单体电池挤压所述弹性件后能够在所述弹性件的弹力作用下向所述正极移动。其技术效果在于：电池插槽内负极的一侧设置了弹性件，能够利用弹力将单体电池向正极压紧固定，防止飞行器在天空或者太空中活动时单体电池发生位移或松动。需要说明的是，可以单独设置弹性件在负极或者正极的一侧，也可以将负极或者正极设置为具有弹性的结构，根据单体电池的外形结构而配合设计，以不影响单体电池的安装为宜。

进一步地，所述正极包括转轴和设置于所述转轴上的凸轮；转动所述转轴，能够改变所述电池插槽内的所述正极和所述负极之间的距离。其技术效果在于：由于飞行器或者人造卫星在空间中的活动情况复杂多变，仅仅通过负极或者正极的弹性力来压紧固定单体电池，效果并不可靠。而将负极设置为弹性，再将正极设置为可调整的凸轮，通过转轴来调节凸轮与负极之间的最短距离，在转轴的最大限度转动角度下，凸轮随着转轴摆动后，挤压负极至最大的压缩点，此时，凸轮和负极固定单体电池的作用力将不再是弹力，而是稳固的刚性挤压压力，该结构设计大幅提高了单体电池的安装稳定性。需要说明的是，为了单体电池更加稳固，可以在基板上设置一个盖板，通过盖板来扣合全部电池插槽以防止单体电池脱落，效果更佳。

进一步地，还包括底板；所述底板可拆卸地设置在所述基板上，所述电池插槽设置在所述底板背离所述基板的一侧。其技术效果在于：利用底板来开设电池插槽，再将底板整体与基板可拆卸连接，能够在有限的条件下保证基板的机械强度，防止基板在开挖多个电池插槽后发生弯曲或者弯折。而底板的可拆卸安装，便于电池单体在舱外逐个安装，也利于电池组在舱外调试。

进一步地，所述底板和所述基板中的一个设置有导槽，另一个设置有与所述导槽相配合的导轨；所述底板与所述基板之间滑动插接。其技术效果在于：与螺钉安装方式相比，导轨和导槽的滑动插接结构装拆效率高，利用紧定螺钉锁定后，设备稳定性更高。并且，通过螺钉紧固式的紧定螺钉来锁定底板的最终安装位置，还能够调整基板在飞行器上的重心。

进一步地，还包括盖板或者压条；所述盖板或者所述压条设置在所述电池插槽上，用于贴合压紧单体电池。其技术效果在于：由于飞行器在高空、太空的飞行环境几近真空，主要依靠单体电池与飞行器舱室或者壁板的物理接触来散热，所以设置盖板、压条贴合单体电池安装后，电池组的散热效果将大幅提高。其中，盖板的方案贴合性更高稳定性更强，而压条的设计则具有良好的可视性并且减轻了重量。设计和生产单位可根据具体情况而定。

进一步地，所述基板上还设置有电源分配器；所述电源分配器分别与所述正极、所述负极电连接。其技术效果在于：电源分配器的用处在于将多个单体电池供应的电能按照用电元件的需要分别输送供应，满足不同电气元件的正常工作。

进一步地，所述基板上还设置有电源控制器；所述电源控制器与所述电源分配器电连接。其技术效果在于：电源控制器的用处在于通过电源分配器自动分配电能，满足人造卫星的用电需求。

本发明的有益效果是：

本发明的面向软件定义卫星的能源集成系统，将电池插槽在基板上沿基板的厚度方向设置，极大地压缩了电池对人造卫星内部空间的占用，释放了人造卫星的安装空间和装载容量；而全部电池插槽之间电连接的结构设计，包括电池插槽之间的串联或者并联，使得软件定义卫星可根据实际需要装入或者卸下合理的电池数量，极大地增强了电源的扩展灵活性。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，应当理解，以下附图仅示出了本发明的某些实施例，因此不应被看作是对范围的限定，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他相关的附图。

图1为本发明第一实施例提供的面向软件定义卫星的能源集成系统的结构示意图；

图2为本发明第一实施例提供的面向软件定义卫星的能源集成系统中基板的结构示意图；

图3为本发明第一实施例提供的面向软件定义卫星的能源集成系统中电池插槽的结构示意图；

图4为本发明第二实施例提供的面向软件定义卫星的能源集成系统中电池插槽的结构示意图；

图5为本发明第三实施例提供的面向软件定义卫星的能源集成系统中基板的结构示意图；

图6为本发明第三实施例提供的面向软件定义卫星的能源集成系统中基板和底板的结构示意图。

图标：1-单体电池；100-基板；110-电池插槽；120-正极；121-转轴；122-凸轮；130-负极；140-底板；101-导轨；102-紧定螺钉；141-导槽；200-壳体；300-电源分配器；400-电源控制器。

具体实施方式

为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。通常在此处附图中描述和示出的本发明实施例的组件能够以各种不同的配置来布置和设计。

因此，以下对在附图中提供的本发明的实施例的详细描述并非旨在限制要求保护的本发明的范围，而是仅仅表示本发明的选定实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步定义和解释。

在本发明的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，或者是该发明产品使用时惯常摆放的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”等仅用于区分描述，而不能理解为指示或暗示相对重要性。

此外，术语“水平”、“竖直”、“悬垂”等术语并不表示要求部件绝对水平或悬垂，而是可以稍微倾斜。如“水平”仅仅是指其方向相对“竖直”而言更加水平，并不是表示该结构一定要完全水平，而是可以稍微倾斜。

在本发明的描述中，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“设置”、“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

下面结合附图，对本发明的一些实施方式作详细说明。在不冲突的情况下，下述的实施例及实施例中的特征可以相互组合。

第一实施例：

图1为本发明第一实施例提供的面向软件定义卫星的能源集成系统的结构示意图；图2为本发明第一实施例提供的面向软件定义卫星的能源集成系统中基板100的结构示意图；图3为本发明第一实施例提供的面向软件定义卫星的能源集成系统中电池插槽110的结构示意图。请参照图1、图2、图3，本实施例提供一种面向软件定义卫星的能源集成系统，其包括基板100和壳体200；所述壳体200设置有个开口，所述基板100用于封堵所述开口；所述基板100的一个平面上设置有多个电池插槽110；所述电池插槽110的深度方向与所述基板100的厚度方向相同；所述电池插槽110内设置有正极120和负极130，多个所述电池插槽110之间电连接；所述电池插槽110朝向所述壳体200的内部。

进一步地，如图1、图2所示，多个电池插槽分成多个插槽组；任一个插槽组中的全部电池插槽110之间串联，多个插槽组之间并联。可选地，全部电池插槽110可以设置为呈行列排布，可以呈圆形、环形分布，也可以根据基板100的形状考虑重心安排而无规则分布。

进一步地，如图3所示，电池插槽110内的正极120和负极130相对设置；电池插槽110内位于负极130的一侧设置有弹性件，单体电池1挤压弹性件后能够在弹性件的弹力作用下向正极120移动。其中，弹性件可以设置在负极130的一侧，也可以设置在正极120的一侧，并且，还可以将负极130或者正极120本体设置为弹性结构。弹性件可以设置为压缩弹簧，也可以直接使用一个强度足够的弹性片。

本实施例的面向软件定义卫星的能源集成系统的使用方法和使用效果在于：

电池插槽110用于插入并固定单体电池1，而电池插槽110内的正极120和负极130用于形成回路，将电池的能量向飞行器的用电元件供应。在安装电池组后，由于电池插槽110的深度方向与基板100的厚度方向相同，所以单体电池1相当于放置在基板100中，或者稍微凸出在基板100的表面，这样的结构布局能够大大减少电池组对飞行器内部空间的占用，尽可能多地释放飞行器的安装空间和装载容量。另外，各个电池插槽110分别独立又相互并联，可以根据用电场合的需要而放置一个、两个、三个或者更多个单体电池1，直至全部电池插槽110均放入单体电池1，极大地增强了电源的扩展灵活性。

其中，可选地，如图1所示，基板100与壳体200铰接。可选地，该铰接结构也设置为可拆卸结构，即基板100和壳体200可分离也可组装，而组装后为铰接的连接形式。另外，基板100还可以与壳体200螺栓固定或者插接固定，甚至在电池组安装调试之后直接焊接固定。

在本实施例的可选方案中，进一步地，如图2所示，基板100上还设置有电源分配器300；电源分配器300分别与正极120、负极130电连接。

在本实施例的可选方案中，进一步地，如图2所示，基板100上还设置有电源控制器400；电源控制器400与电源分配器300电连接。

第二实施例：

图4为本发明第二实施例提供的面向软件定义卫星的能源集成系统中电池插槽110的结构示意图。请参照图4，本实施例提供一种面向软件定义卫星的能源集成系统，其与第一实施例的面向软件定义卫星的能源集成系统大致相同，二者的区别在于本实施例的面向软件定义卫星的能源集成系统中的正极120包括转轴121和设置于转轴121上的凸轮122；转动转轴121，能够改变电池插槽110内的正极120和负极130之间的距离。

需要强调的是，为了提高拆装效率，同一排电池插槽110中的多个凸轮122应使用一个转轴121连接，并且，多个凸轮122在转轴121的安装角度应当一致。此时，当通过把手转动转轴121时，该转轴121上的全部凸轮122能够统一远离负极130或者统一挤压单体电池1朝负极130移动，以实现一次性快速拆卸和安装多个单体电池1的目的。

第三实施例：

图5为本发明第三实施例提供的面向软件定义卫星的能源集成系统中基板100的结构示意图；图6为本发明第三实施例提供的面向软件定义卫星的能源集成系统中基板100和底板140的结构示意图。请参照图5、图6，本实施例提供一种面向软件定义卫星的能源集成系统，其与第一实施例或者第二实施例的面向软件定义卫星的能源集成系统大致相同，二者的区别在于本实施例的面向软件定义卫星的能源集成系统还设置有底板140；底板140可拆卸地设置在基板100上，电池插槽110设置在底板140背离基板100的一侧。

进一步地，如图6所示，底板140和基板100中的一个设置有导槽141，另一个设置有与导槽141相配合的导轨101；底板140与基板100之间滑动插接。

进一步地，如图6所示，在导轨101和导槽141之间还可以设置紧定螺钉102，利用紧定螺钉102锁定后，设备稳定性更高。并且，通过螺钉紧固式的紧定螺钉102来锁定底板140的最终安装位置，还能够调整基板100在飞行器上的重心。

可选地，面向软件定义卫星的能源集成系统上还可以设置盖板(未标注)或者压条(未标注)；盖板或者压条设置在电池插槽110上，用于贴合压紧单体电池1，起固定单体电池1和散热的作用。

以上仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims

1.一种面向软件定义卫星的能源集成系统，其特征在于，包括基板(100)和壳体(200)；所述壳体(200)设置有个开口，所述基板(100)用于封堵所述开口；所述基板(100)的一个平面上设置有多个电池插槽(110)；所述电池插槽(110)的深度方向与所述基板(100)的厚度方向相同；所述电池插槽(110)内设置有正极(120)和负极(130)，多个所述电池插槽(110)之间电连接；所述电池插槽(110)朝向所述壳体(200)的内部。

2.根据权利要求1所述的面向软件定义卫星的能源集成系统，其特征在于，多个所述电池插槽(110)分成多个插槽组；任一个所述插槽组中的全部所述电池插槽(110)之间串联，多个所述插槽组之间并联。

3.根据权利要求2所述的面向软件定义卫星的能源集成系统，其特征在于，所述电池插槽(110)内的所述正极(120)和所述负极(130)相对设置；所述电池插槽(110)内位于所述负极(130)的一侧设置有弹性件，单体电池挤压所述弹性件后能够在所述弹性件的弹力作用下向所述正极(120)移动。

4.根据权利要求3所述的面向软件定义卫星的能源集成系统，其特征在于，所述正极(120)包括转轴(121)和设置于所述转轴(121)上的凸轮(122)；转动所述转轴(121)，能够改变所述电池插槽(110)内的所述正极(120)和所述负极(130)之间的距离。

5.根据权利要求1所述的面向软件定义卫星的能源集成系统，其特征在于，还包括底板(140)；所述底板(140)可拆卸地设置在所述基板(100)上，所述电池插槽(110)设置在所述底板(140)背离所述基板(100)的一侧。

6.根据权利要求5所述的面向软件定义卫星的能源集成系统，其特征在于，所述底板(140)和所述基板(100)中的一个设置有导槽(141)，另一个设置有与所述导槽(141)相配合的导轨(101)；所述底板(140)与所述基板(100)之间滑动插接。

7.根据权利要求1所述的面向软件定义卫星的能源集成系统，其特征在于，还包括盖板或者压条；所述盖板或者所述压条设置在所述电池插槽(110)上，用于贴合压紧单体电池。

8.根据权利要求1所述的面向软件定义卫星的能源集成系统，其特征在于，所述基板(100)上还设置有电源分配器(300)；所述电源分配器(300)分别与所述正极(120)、所述负极(130)电连接。

9.根据权利要求8所述的面向软件定义卫星的能源集成系统，其特征在于，所述基板(100)上还设置有电源控制器(400)；所述电源控制器(400)与所述电源分配器(300)电连接。